о НИР "Газовая динамика и теплообмен" (по теме "Аэродинамика и тепломассообмен летательных аппаратов и технологических устройств") (промежуточный)

Для расчета сверхзвукового обтекания треугольных в плане крыльев различной конфигурации (V-образные, ромбовидные и т.п.) разработаны численные методы и программы на основе уравнений Эйлера и Навье - Стокса. Результаты расчетов сопоставлены с экспериментальными данными, полученными с помощью различных экспериментальных методов, в частности, специального прямотеневого метода визуализации сверхзвуковых конических течений газа на базе лазерной технологии. Установлено, что для невязкого течения появление - исчезновение вихревых структур в ударных слоях конических течений определяется интенсивностью формирующих их контактных разрывов, исходящих из точек ветвления головной или внутренних ударных волн. В реальном течении в структуре ударного слоя около крыльев дополнительно появляются области отрыва пограничного слоя, порождаемые падением внутренних ударных волн на поверхность крыла. Сравнение результатов расчетов, полученных в рамках моделей идеального и вязкого газа, позволили установить области, где целесообразно применение каждого из них. Представлены результаты аналитического и численного исследования задачи о волнолете максимального аэродинамического качества К на плоской ударной волне при заданных удельном объеме, коэффициенте подъемной силы и угле скоса донного среза. Определена форма оптимального волнолета в плане при различных комплексах определяющих параметров, в частности, при ограничении на тепловой поток к передней кромке. Показано, что оптимальная форма зависит только от состояния пограничного слоя, а угол скоса донного среза существенно влияет на величину К. Представлены результаты экспериментального исследования тепловых параметров сверхзвукового потока при течении в следе за ребром. Исследование проведено на нестационарном режиме в процессе запуска аэродинамической установки до выхода на равновесный тепловой режим. Число Маха набегающего потока составило 2,25, критерий Рейнольдса по длине динамического пограничного слоя - не менее 2·10⁷ на срезе сопла. Получены графики распределения по длине модели адиабатной температуры стенки и относительного числа Стантона. Исследования выполнены на базе сверхзвуковой аэродинамической установки АР-2. С использованием дифференциальной модели турбулентности проведено численное исследование возможности реламинаризации течения в трубе для трех вариантов входных устройств с различными профилями скорости и мелкомасштабной турбулентностью. Наиболее перспективным оказался экспериментально исследованный вариант с организацией двухзонного течения с замедленным потоком в центральной области трубы и ускоренным в пристеночной области. В этом варианте получено число Рейнольдса реламинаризации Re*=16000. Показано, что дальнейшее повышение числа Re* может быть получено при уменьшении интенсивности и масштаба турбулентности на входе.